自适应控制方法的直接命中目标本体的平行接近制导律

本文在最少量测条件下采用视线角速度ｑ趋于零的指标函数和低阶等效辨识模型与快速自适应控制方法实现了战术导弹的平行接近制导律。这种最优制导律可以实现直接命中目标本体，实现一弹多用，可以用于反导弹的控制。能使制导装置简化并使其尺寸和重量减小，算法简单易于工程使用。经过大量数学和半实物仿真试验表明，上述成果可应用于实际工程当中。     

地空导弹维修性设计要求与指标分配

针对地空导弹的特点，论述了维修性设计的重要性，认为维修性是一种设计特性，必须对武器系统研制开始就要加以考虑，并贯穿于整个寿命周期中。提出了维修性设计要求，并讨论了维修性指标分配的问题。     

基于XML的产品主模型技术研究

多学科设计优化方法是近年来发展的一种设计复杂系统的新方法。它充分考虑各个学科之间的相互影响和耦合作用,以获得系统的整体最优解。产品主模型技术是多学科设计优化的关键技术之一,能较好地解决应用模型之间的数据交换和通信。文章介绍了产品主模型的概念及其特点,对产品主模型技术及其实施过程进行了深入研究。回顾了可扩展标记语言的产生和发展历史,并对其特性进行了较详细介绍;研究了基于可扩展标记语言技术实现系统集成的技术路线;最后,提出了基于可扩展标记语言技术和产品主模型技术的卫星总体方案多学科设计优化集成框架。     

电子会议系统在型号产品研制中的应用

计算机技术和通信技术的结合把计算机从传统的孤立应用推进到支持群体协同工作，从而产生了计算机支持的协同工作和多媒体电子会议系统等新型应用。本文结合本单位的实际，进行了基于Sametime电子会议协同研制工作的研究，详细论述了型号研制对电子会议系统的要求及其实现。     

大型自动化系统的供电与接地

本文是一篇关于运载火箭自动化系统和生产自动化系统的研制经验的总结报告。“供电与接地”的设计质量,不但影响系统的抗干扰特性,而且直接危及设备和人身的安全。本文概要性地论述了系统及其组成设备的供电与接地类型,供电与接地的正确方法,供电与接地在不同研制阶段中常见的错误,地线系统的设计、施工与测量方法等。     

塞式喷管多参数性能优化计算

从影响塞式喷管推力性能的因素中总结出内喷管倾角，内膨胀比、总膨胀比，燃气总压和飞行高度这五个主要因素，并以推力最大为目标函数运用枚举和逐层优化的方法对上述五个参数的取值进行优化计算，提出了对这五个参数进行优化取值的方法并得到了相关结论，其结论可为实际的塞式喷管发动机设计研制提供部分的理论依据。指导相关设计参数的确定。     

基于CPLD的高速可重构PCM帧同步器的实现

给出一种基于 CPL D的高速可重构帧同步器的设计思路和实现方法 ,探讨如何提高系统速度及其可靠性。既采用数字化相关检测技术和可容错的校验保护技术 ,又采用系统内在线可编程 ISP(In- System Programm ing)技术和提高系统速度的流水线技术 ,综合高速 PCI总线接口设计 ,完成了在线可重新配置的高速帧同步器的实现     

一种新的星模式识别算法

研究了面向星敏感器的星模式识别算法。首先扼要介绍了到目前为止出现的所有面向星敏感器的星模式识别算法和星图预处理，然后详细论述了本文提出的基于旋转和比例不变点特征松弛匹配算法的一种新的面向星敏感器的星模式识别算法。在第三部分通过仿真试验检验了新算法的性能。初步的仿真试验结果表明该星模式识别算法性能优良，具有实用价值。最后讨论了待深入研究的问题。     

空间相机中与大口径透镜有关的结构设计分析

某空间相机镜头在光学设计时，因透过率、吸收率等原因，为了满足光学系统要求，经过各方面平衡后，其中有一片透镜比正常径厚比设计的偏薄些。在镜头总体结构设计时，单独对该镜片及与之相配的结构件进行了有限元分析和实验检测，发现不同的结构形式对镜片面形影响不同。为了解决这一问题，在实验中进行了探讨，以保证整个相机系统满足空间相机的实用要求。     

基于遗传算法和空间推进方法的高超声速进气道优化设计研究

将遗传算法（单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-Ⅱ、NCGA）与高效、高精度的卒间推进方法——SSPNS（Single-sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）流场计算方法相结合，对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点（Ma=7．0）的总压恢复最大为设计目标，多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明，单目标设计使得总压恢复有明显提高；多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合忭能，采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计，并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明，若将设计点选在Ma=6．5左右，则进气道的综合性能较好。